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公开(公告)号：CN114166458B
公开(公告)日：2024-12-24
申请号：CN202111449674.6
申请日：2021-11-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
Abstract: 本申请涉及风洞洞体结构的领域，具体公开了一种风洞洞体部件悬挂系统和方法，包括龙门架、悬挂抱箍连接平台、可调节悬挂拉杆、滑动座；龙门架至少设置两个，龙门架之间连接有两个H型轨道，两个H型轨道分设于龙门架内侧的两端位置；悬挂抱箍连接平台连接有分体式抱箍，分体式抱箍连接于风洞洞体部件外部，每个风洞洞体部件连接有两个悬挂抱箍连接平台，每个悬挂抱箍连接平台的两端均通过可调节悬挂拉杆连接于滑动座，滑动座滑动连接于两个H型轨道上，达到了风洞洞体部件安装定位精度较高的要求：部件安装后其中心线相对风洞总体中心轴线同轴度不大于φ0.01mm，两个部件之间阶差不大于0.02mm，洞体部件只有X向自由度。
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公开(公告)号：CN114235326B
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202111445852.8
申请日：2021-11-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
Abstract: 本申请涉及风洞洞体结构的领域，具体公开了一种自由活塞激波风洞质量缓冲机构，包括机构壳体、分体质量块，机构壳体连接于风洞压缩管末段位置的外部，机构壳体沿着风洞轴线方向导向滑动于地基面上，分体质量块嵌设于机构壳体内，达到了确保风洞流场建立过程中，质量缓冲机构能承受冲击载荷和轴向载荷，减小冲击载荷对风洞洞体损坏，保证洞体部件之间安装精度。
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公开(公告)号：CN117848645A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311842892.5
申请日：2023-12-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开一种用于可变形飞行器风洞试验模型的地面修配方法。可变形飞行器模拟驱动结构配合扭力扳手的合理运用，从数值量化的角度分析排除了常见的翼面运动卡塞因素，保证试验模型的安全以及风洞试验的顺利实施。模拟驱动结构包括丝杠、轴承法兰、第二轴承、轴承盖板，结合可变形飞行器第一轴承，实现丝杆的自由旋转，实现扭矩模拟输入。丝杠的方柱结构与扭力扳手套筒配合，通过实时测量传动结构驱动力矩，并参考伺服电机最大力矩，逐一分析排除了滑块、连杆、翼面的卡塞因素，保证风洞试验状态下翼面的顺畅运动。针对翼面修配问题，提出“涂抹法”进行翼面及飞行器配合面加工精度检测，配合面修配区域，有效降低修配对于飞行器外形特征的影响。
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公开(公告)号：CN117516861A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311026497.X
申请日：2023-08-15
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法，包括：建立腹支撑结构的大流量尾喷管测力模型；根据流场关闭及气流喷口关闭状态下的电压信号得到流场关闭及气流喷口关闭状态下的天平测量气动特性，得到流场关闭及气流喷口开度n状态下的天平测量气动特性，得到流场开启及气流喷口关闭状态下的天平测量气动特性，根据流场开启及气流喷口开度n状态下的电压信号得到流场开启及气流喷口开度n状态下的天平测量气动特性；得到喷流对于飞行器的天平测量气动特性；将喷流对于飞行器的天平测量气动特性通过天平校心‑模型参考点转换公式得到喷流对于飞行器的气动特性。本发明能够有效获取尾喷管喷流对于飞行器气动特性的影响。
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公开(公告)号：CN116538217A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310415504.9
申请日：2023-04-18
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: F16D65/14 , F16D121/04 , F16D125/02
Abstract: 本发明涉及一种激波风洞重活塞刹车装置、刹车方法及刹车系统，为了提高重活塞驱动类激波风洞的性能，通过在活塞上增加特殊设计的刹车装置，该刹车装置包括集气腔、导气通道、刹车板、刹车气腔、单向进气阀和气动阀门，活塞正面压力开始下降后刹车装置启动，增大活塞与激波管的摩擦力，进而阻止重活塞在压缩管末端回弹或撞击压缩管末端，使其接近软着陆运动类型，不仅保障了重活塞和风洞运行的安全性，还增加了喷管贮室平稳压力的时间，有效增加了喷管驻室的总温总压，提高风洞运行性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116294789A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202211713415.4
申请日：2022-12-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Inventor： 林键 , 胡梅晓 , 郭秉楠 , 毕志献 , 宫建 , 陈星 , 朱浩 , 屈振乐 , 易翔宇 , 孙日明 , 纪锋 , 刘训华 , 文帅 , 陈勇富 , 谌君谋 , 姚大鹏 , 陈农
IPC: F41B6/00
Abstract: 本发明提供了一种基于电磁弹射驱动二级轻气炮的弹道靶，包括电磁弹射装置、电枢、活塞、高压泵管、一二级连接机构、弹丸、发射管、膨胀箱、试验舱及测控系统；电磁弹射装置包括电磁泵管、缠绕在电磁泵管上的多级驱动线圈、为多级驱动线圈供电的激励电源和为激励电源充电的充电机；一二级连接机构包括二级气室、二级膜片；电磁泵管入口端内置有电枢和活塞；发射管入口端内置有弹丸；电枢在电磁弹射装置脉冲磁场中受到电磁力，推动活塞压缩轻质气体，高温高压的轻质气体冲破二级膜片驱动弹丸高速飞出发射管经过膨胀箱进入试验舱。本发明采用电磁弹射作为二级轻气炮首级驱动，比传统动力源驱动能力提升数倍以上，同时更加安全、清洁、高效、可控。
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公开(公告)号：CN112699583B
公开(公告)日：2023-06-20
申请号：CN202011583768.8
申请日：2020-12-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种用于热图技术的数据空间分块处理方法、装置、电子设备及存储介质，所述方法根据识别模型边界将热图区分为有效数据和背景噪声，将背景噪声强制为空；然后，根据影响热流测量因素和空间隔离将有效图像划分为独立的几个区块，确定每一个区块的热流计算关键参数后分别针对各个区块进行热流数据处理；对各个区块的局部热流结果进行边界热流比对修正，并拼合得到模型表面的全局热流分布，在缩短后处理时间的同时，提高热流计算的精度，提升了拼合过程的效率和精度。
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公开(公告)号：CN116123930A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202211713594.1
申请日：2022-12-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种基于电磁弹射驱动三级轻气炮的弹道靶，包括电磁弹射装置、电枢、一级活塞、一级高压泵管、一二级连接机构、二级泵管、二级活塞、二三级连接机构、弹丸、发射管、膨胀箱、试验舱及测控系统；电枢在电磁弹射装置脉冲磁场中受到电磁力，推动一级活塞压缩轻质气体，高压轻质气体冲破二级膜片推动二级活塞压缩二级泵管内的轻质气体，三级气室内高温高压的轻质气体冲破三级膜片驱动弹丸高速飞出发射管经过膨胀箱进入试验舱。本发明采用电磁弹射作为三级轻气炮首级驱动，比传统动力源驱动能力提升数倍以上，同时更加安全、清洁、高效、可控。
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公开(公告)号：CN114486155B
公开(公告)日：2022-10-14
申请号：CN202111619055.7
申请日：2021-12-27
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种高焓激波风洞流场参数诊断方法和系统，涉及到高焓激波风洞试验领域。本发明的方法利用高焓激波风洞，采用接触测量技术和非接触光谱测量技术，测量激波管末端驻室参数和喷管自由流参数，诊断高焓激波风洞流场。本发明利用接触测量技术、激光纹影技术、非接触吸收光谱测量技术、非接触发射光谱测量技术和多组分多温度数值模拟技术诊断高焓激波风洞激波管末端驻室参数及喷管自由流参数，不仅仅可以获得流场温度、压力、流场组分类别和组分浓度，还可以获得流场非平衡态信息、风洞有效运行时间。
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公开(公告)号：CN114486160A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202111655912.9
申请日：2021-12-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种高焓流场热化学非平衡辨识分析方法，首先通过高速纹影系统得到高焓风洞的流场纹影图像，根据流场纹影图像确定测量点后，通过发射光谱采集系统获得光谱信息，进而根据光谱信息得到分子振动温度和分子转动温度，通过对比分子振动温度和分子转动温度即可辨识该测量点处的流场是否处于热化学非平衡状态。本发明实现了对高焓流场参数的实时高频采集，能够有效辨识流场存在的热化学非平衡现象，分析流场热化学过程。
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